Flownex航空发动机燃烧室流动、燃烧和传热过程系统仿真讲解

导读：燃烧室的初期设计需要对大量的几何形状以及运行环境进行评估和比较。在此阶段，设计师关注的关键参数通常包括进气孔的质量流量分布、伴随的压力损失以及壁面温度等。Flownex基于流体网络法，对设计迭代过程进行仿真分析所需的时间相比三维CFD方法少几个数量级，可以节约大量的时间成本，而且Flownex的计算结果还可以作为后续详细设计阶段三维CFD仿真的计算边界条件。本文基于一维热流体系统仿真软件Flownex，对E3核心机燃烧室的流动、燃烧和传热过程进行仿真，仿真结果和试验数据的对比显示了良好的一致性，验证了该方法的有效性。  

5月22日19时30分，笔者受邀在2025年仿真秀主办低空经济设计仿真 主题月第二期做《基于Flownex的航空发动机建模与性能仿真》线上公开课。您也可以在安世亚太官方视频报名观看，详情见后文。

   

2025年5月22日19:30，安世亚太大咖慧推出基于Flownex的航空发动机建模与性能仿真免费线上培训，通过本次课程，将为大家展示使用Flownex对航空发动机整机进行建模的过程，参数的设置和性能仿真过程和对仿真结果分析。精彩内容，不可错过！

欢迎感兴趣的用户按照以下方式预约直播课程。

一、写在文前

燃烧室是将燃料化学能转化为热能的装置，整个发动机工作的可靠性，在很大程度上取决于燃烧室工作的可靠性。例如燃烧室出口温度过高，会引起涡轮叶片过热或者烧毁；燃烧室的可靠性差或者寿命短，会使发动机的使用性能及工作可靠性变坏；燃烧室的工作不稳定，会导致熄火，使发动机停车；燃烧过程组织不好，会使燃烧室中的热量损失增加和燃油消耗量增大，同时还会在火焰筒壁及涡轮叶片上产生积碳，导致筒壁冷却变差，造成火焰筒过热、变形甚至开裂。现代航空发动机主机内温度达到1600~1700℃，火焰筒壁面材料的熔点通常低于燃烧火焰温度，火焰筒壁面需要冷却气流确保壁面温度在允许的范围之内。  

上世纪70年代中期到80年代初，由NASA主持实施了高效节能发动机（Energy Efficient Engine），即E3研究计划，这一计划的实施，不仅使高负荷跨音速压气机、低污染短环燃烧室和跨音速大负荷涡轮等部件设计研制技术有了更大进展，而且按预定目标完成了样机的整机试验。它的研究成果很快被应用于新研制的航空发动机，如CF6-80C2、CFM56-5、PW2037、PW4000、V2500、GE90等。大涵道比民用涡扇发动机GE90拥有独特的双环腔低污染燃烧室设计并且应用了以往在涡轮叶片上采用的气膜冷却手段，这样的设计有效降低了氮化物的排放并且提高了发动机性能和耐久性。 

图1 E3发动机核心机  

本文根据文献[1]提供的公开数据，基于一维热流体系统仿真软件Flownex，搭建了E3核心机燃烧室的计算模型。利用燃烧计算模块，快速计算得到燃烧火焰温度以及燃烧产物及其组分等；利用流动元件计算燃烧室的压力和速度分布；利用传热模块，包括热传导，对流传热（包含气膜冷却）、辐射传热，计算得到火焰筒壁面的温度分布。  

二、流体网络法  

与传统的三维CFD分析方法不同，流体网络方法将流体域离散为通过一定的网络拓扑结构相连的节点和元件两类单元。其中对节点做零维简化，近似为具有一定体积（体积可以为0）、内部所有参数均匀分布的腔室；对元件做一维简化，近似为一个一维管流元件或者传热元件，元件的计算过程中，结合了元件的实验关联式来确定损失、传热等相关系数。与三维CFD分析相比，流动网络计算方法能够更好的分析各个部件之间的相互作用以及系统的整体性能，在概念设计、初步设计阶段以及系统集成的过程中，流体网络计算方法具有独特的优势。  

三、仿真工况  

图2为E3核心机双环腔燃烧室的结构图。火焰筒由两个机加工的内外环腔组成，双环腔的顶部由中心体分隔，每个环顶有30个等距的旋流杯，火焰筒采用气膜冷却技术。燃烧室采用分区并列燃烧技术：双环腔燃烧室外环是预燃区，内环是主燃区。在起动、高空点火和慢车状态时，只有预燃区喷油工作，因为预燃区空气流速较低，适当富油以利于点火起动及慢车的燃烧效率。在大功率状态下，内外环腔都工作，使两个燃烧区在传统温升条件下提供贫油油气比，在高温升的条件下提供接近化学当量比的油气比。  

图2 E3核心机燃烧室结构图  

仿真建模的工况对应文献[1]中的试验工况，该试验是在专为容纳E3燃烧室而设计的全环形高压试验台上进行的，该试验台精确复现了发动机燃烧室的流道尺寸和流动路径。试验的目的是评估E3核心机燃烧室在基准运行条件下的排放、压降和温度等特性。  

表1列出了所选择的6个测试点的工况数据，并以此作为仿真计算模型的边界条件。

表1 燃烧室的运行工况  

四、传热机理  

图3展示了燃烧室冷却槽出口段的流动和传热网络离散化示意图。主流道燃烧产生的热量通过辐射加热火焰筒壁，冷却槽射流形成的边界层通过对流冷却火焰筒壁表面。火焰筒壁在径向离散为两层，节点温度分别位于两侧的表面，再加上轴向的导热元件，火焰筒壁被离散成二维导热网络。火焰筒壁的外表面通过强制对流和表面辐射与环腔中的空气传热。环腔壁面采用类似的离散方法考虑二维导热。燃烧后，主流道气体通过气固辐射与火焰筒壁传热，水蒸气和二氧化碳等气体在特定波段发射和吸收辐射，这被称为非发光辐射。另一方面，发光辐射代表固体碳烟颗粒与表面之间的辐射交换。黑体表面和参与气体的净辐射传热率可通过流体整体参数计算。  

图3冷却槽出口的共轭流动和传热网络  

五、燃烧计算  

燃烧产物的摩尔分数和绝热火焰温度是由NASA Glenn化学平衡程序CEA2（参考文献[2]）计算得到，又称为Gordon-McBride程序。Flownex内置了该计算程序，可以根据给定的燃油特性以及油气比，计算燃烧火焰温度以及燃烧产物，而所有的压力损失和流量计算均在Flownex的流体网络中进行。  

六、网络模型  

为了更加准确地模拟火焰筒壁面附近的传热过程，在每段火焰筒壁面上添加更多的传热元件，从而更加准确地描述火焰筒壁面的温度分布以及传热量，根据火焰筒每段的具体参数，给定相应的传热面积，搭建燃烧室内的流动和传热网络。在预燃区和主燃区分别添加燃烧模型计算燃烧室燃气的温度；在径向导热元件位置添加对流传热元件计算火焰筒外壁面和冷空气的传热过程；在径向导热元件之间添加轴向导热元件计算沿薄壁火焰筒的导热过程；在径向导热元件位置添加气膜冷却元件模拟冷却孔形成的气膜冷却传热过程；采用辐射传热元件模拟燃气和火焰筒之间的辐射传热过程。  

使用Flownex搭建完成的流动和传热网络模型由162个节点和478个元件组成，如图4所示。图5显示了冷却槽出口处的网络模型细节。整个模型的稳态求解计算可以在几秒钟之内完成。  

图4 Flownex流动和传热网络模型（背景为燃烧室结构图）  

图5 冷却槽出口处的网络模型细节  

七、计算结果  

图6为6个不同工况下火焰筒壁面温度分布的计算结果。  

图6 不同工况下E3燃烧室火焰筒壁面温度分布  

正如预期的那样，在气膜冷却槽附近观察到最低温度。随着距槽轴向距离的增加和气膜效率的降低，火焰筒壁的表面温度随之升高。  

将仿真计算的温度结果与试验台上两个热电偶测量的温度进行比较，结果见图7-12。总体而言，仿真计算结果与测试数据吻合良好。

图7 工况点1火焰筒壁面温度的仿真计算结果和试验测量结果对比 

图8 工况点2火焰筒壁面温度的仿真计算结果和试验测量结果对比  

图9 工况点3火焰筒壁面温度的仿真计算结果和试验测量结果对比

图10 工况点4火焰筒壁面温度的仿真计算结果和试验测量结果对比

图11 工况点5火焰筒壁面温度的仿真计算结果和试验测量结果对比  

图12 工况点6火焰筒壁面温度的仿真计算结果和试验测量结果对比  

八、航空发动机建模仿真公开课  

本文基于一维热流体系统仿真软件Flownex，搭建了E3核心机燃烧室的网络模型，并通过求解质量、动量、能量方程，对燃烧室的流动、燃烧和传热过程进行仿真。仿真结果和E3核心机试验数据的对比显示了良好的一致性，验证了该方法的有效性。

为了帮助读者更好理解和掌握Flownex航空发动机建模与性能仿真能力，2025年仿真秀主办低空经济设计仿真 主题月第二期讲座，将邀请安世亚太高级流体工程师崔亮老师做《基于Flownex的航空发动机建模与性能仿真》线上公开课。以下是直播安排

1、主讲嘉宾

崔亮，就职于安世亚太科技股份有限公司，现为仿真业务部高级流体工程师。毕业于北京航空航天大学载运工具运用工程专业。熟悉Fluent、CFX等多种三维CFD仿真软件，Rocky DEM离散元仿真软件，以及Flownex一维热流体仿真软件等，有着丰富的产品使用经验和工程项目经验。长期从事汽车、航空航天领域的项目咨询和高级培训工作。

2、主讲内容

通过本次课程的学习，了解使用Flownex对航空发动机整机进行建模的过程，了解参数的设置和性能仿真过程，对仿真结果进行分析。

（1）Flownex在航空发动机仿真中的应用介绍

（2）使用Flownex对风扇/压气机、燃烧室、涡轮以及尾喷管等进行部件级的建模和仿真

（3）使用Flownex对航空发动机整机进行系统级的建模和仿真

3、如何观看

请识别下方二维码报名和观看，您也可以在仿真秀官网报名，支持反复回看哦，你也可以在安世亚太官方视频号报名观看。

低空经济设计仿真（二）：Flownex航空发动机建模与性能仿真案例应用-仿真秀直播

参考文献（References）  

[1]Burrus, D.L., et al., Energy Efficient Engine (E3) Combustion System Component Technology Performance Report. NASA contract report-168274, 1984.  

[2]Gordon, S., McBride, B.J., Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions and Applications. NASA Reference Publication 1311, Part I, 1994.

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